Tóm tắt Luận văn Ứng dụng điều khiển trượt thích nghi điều khiển chuyển động của Quadcopter
BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO
ĐẠI HỌC ĐÀ NẴNG
VÕ VĂN TỎ
ỨNG DỤNG ĐIỀU KHIỂN TRƢỢT
THÍCH NGHI ĐIỀU KHIỂN CHUYỂN ĐỘNG
CỦA QUADCOPTER
Chuyên ngành : Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa
Mã số : 60.52.02.16
TÓM TẮT LUẬN VĂN THẠC SĨ KỸ THUẬT
Đà Nẵng - Năm 2015
Công trình được hoàn thành tại
ĐẠI HỌC ĐÀ NẴNG
Ngƣời hƣớng dẫn khoa học: TS. NGUYỄN HOÀNG MAI
Phản biện 1: TS. NGUYỄN ANH DUY
Phản biện 2: TS. NGUYỄN LÊ HÒA
Luận văn được bảo vệ tại Hội đồng chấm Luận văn tốt
nghiệp Thạc sĩ kỹ thuật điều khiển và tự động hóa tại Đại học Đà
Nẵng vào ngày 27 tháng 6 năm 2015
* Có thể tìm hiểu luận văn tại:
Trung tâm Thông tin - Học liệu, Đại học Đà Nẵng
1
MỞ ĐẦU
1. Tính cấp thiết của đề tài
Robot ngày càng có nhiều ý nghĩa trong các ngành công
nghiệp, thương mại, y tế, các ứng dụng khoa học và phục vụ đời
sống của con người.
Nhằm đáp ứng vấn đề điều khiển nói chung và hệ điều khiển
Các mạch điều khiển lô-gic, các bộ điều khiển kinh điển PID, các hệ
thống điều khiển tích hợp và điều khiển hiện đại (điều khiển mờ,
điều khiển nơron, điều khiển thích nghi, …) đã và đang được ứng
dụng rộng rãi và mang lại nhiều kết quả thiết thực.
Bộ điều khiển trượt thích nghi là một giải thuật trong nhóm
điều khiển bền vững, nó đang được phát triển vượt bậc và ứng dụng
rộng rãi trong các hệ chuyển động phi tuyến, như các hệ điều khiển
robot và các ứng dụng cơ điện tử khác, vì:
- Đảm bảo tính khả thi cao,
- Thực hiện tốt các chỉ tiêu kỹ thuật: tính bền vững và ổn định
cao với biến thiên của nhiễu và tham số, dễ dàng thiết kế, dễ thay
đổi, ...
Do đó đề tài “ỨNG DỤNG ĐIỀU KHIỂN TRƯỢT THÍCH
NGHI ĐIỀU KHIỂN CHUYỂN ĐỘNG CỦA QUADCOPTER” là
hướng nghiên cứu được quan tâm và phát triển.
2. Mục tiêu nghiên cứu
Nghiên cứu thiết kế bộ điều khiển cho chuyển động của
quadcopter vàMô phỏng, trên phần mềm matlab simulink.
2
3. Đối tƣợng và phạm vi nghiên cứu
- Đối tượng nghiên cứu: Robot Quadcopter.
- Phạm vi nghiên cứu:
- Nghiên cứu các đặc tính làm việc của quadcopter.
- Nghiên cứu các phương trình chuyển động của quadcopter .
- Sử dụng phương pháp trượt thích nghi xây dựng bộ điều
khiển và mô phỏng trên matlab simulink
4. Phƣơng pháp nghiên cứu
- Nghiên cứu các bài báo về ứng dụng các phương pháp điều
khiển chuyển đông của quadcopter
- Nghiên cứu lý thuyết và tìm hiểu cấu trúc của quadcopter qua
đó phân tích và thiết kế các bộ điều khiển ứng dụng phương pháp
trượt thích nghi.
- Xây dựng mô hình, mô phỏng trên phần mềm Matlab
Simulik, để kiểm chứng, đánh giá và rút ra kết luận.
5. Bố cục đề tài.
Bố cục của đề tài được tổ chức như sau:
- Mở đầu: Tính cấp thiết của đề tài, mục tiêu nghiên cứu, đối
tượng và phạm vi nghiên cứu, phương pháp nghiên cứu, bố cục đề tài.
- Chƣơng 1:. Tổng quan về quadcopter và điều khiển
quadcopter
- Chƣơng 2: Động lực học của robot quadcopter
- Chƣơng 3: Điều khiển trượt và điều khiển thích nghi
- Chƣơng 4: Mô phỏng kết quả và nhận xét
- Kết luận và hƣớng phát triển đề tài.
- Tài liệu tham khảo
3
CHƢƠNG 1
TỔNG QUAN VỀ QUADCOPTER VÀ ĐIỀU KHIỂN
QUADCOPTER
1.1 TÌNH HÌNH NGHIÊN CỨU THUỘC LĨNH VỰC ĐỀ TÀI
1.1.1. Lịch sử phát triển Quadcopter
1.1.2 Tình hình nghiên cứu trong nƣớc
1.1.3 Tình hình nghiên cứu ở nƣớc ngoài
1.2. NGUYÊN LÝ HOẠT ĐỘNG CỦA QUADCOPTER
1.2.1. Nguyên lí hoạt động
Hình 1.20. Nguyên lí hoạt động của Quadcopter.
1.2.2. Mô tả các trạng thái làm việc của Quadcopter.
a. Trạng thái lơ lửng:
Quadrotor sẽ bay lơ lửng trong
không trung. Ở trạng thái này, tất cả
các cánh quạt quay cùng một tốc độ
= 4 ).
không đổi (
=
=
1
2
3
Hình 1.21. Trạng thái lơ lửng.
4
b.Trạng thái bay lên/xuống (Throttle):
Quadrotor sẽ bay lên hoặc
hạ xuống theo phương thẳng
Trái
H A
Trước
H A
đứng. Để bay lên, tốc độ của 4
cánh quạt tăng lên, hạ xuống thì
cả 4 cánh cùng giảm tốc độ, lúc
đó sẽ sinh ra một hợp lực dọc trục
Phải
H A
Sau
H A
theo phương
z
điều khiển
quadrotor bay lên hoặc bay xuống.
Trong đó:
Hình 1.22. Trạng thái bay lên/xuống.
: là gia tốc theo phương Zb.
H : là vận tốc góc của cánh quạt.
A
:là lượng tăng hoặc giảm vận tốc của cánh quạt để bay lên
hay hạ xuống.
c. Trạng thái nghiêng trái/phải (Roll):
Quadrotor bay nghiêng bên
trái hoặc bên phải, để bay nghiêng
bên phải (bên trái) giữ nguyên tốc
độ của 2 cánh quạt trước và sau,
tăng (giảm) tốc độ của cánh quạt
bên trái và giảm (tăng) tốc độ
cánh quạt bên phải.
Trái
H A
Trước
H
Phải
H B
Sau
H
Hình 1.23. Trạng thái nghiêng trái/phải
: là gia tốc theo phương Xb.
, ( )
: là lượng tăng hoặc giảm của
A
B
A
B
H
5
d. Trạng thái lật trước/ sau (Pitch):
Quadrotor sẽ bay tới trước hoặc bay lùi về sau. 2 cánh quạt trái
và phải giữ một tốc độ như nhau.
Để bay tới (lùi) điều khiển
tăng(giảm) tốc độ của cánh quạt sau
và giảm (tăng) tốc độ cánh quạt
trước, sinh ra moment xoay quanh
truc Yb.
Trong đó:
Hình 1.24. Trạng thái lật trước/ sau
: là gia tốc theo phương Yb
H : là vận tốc góc của cánh quạt.
, ( )
: là lượng tăng hoặc giảm của
A
B
A
B
H
e. Trạng thái xoay qua trái/phải (yaw).
Quadrotor quay quanh trục Zb. Điều khiển tốc độ cánh quạt
theo cách sau: tốc độ 2 cánh đối diện thì bằng nhau, nhưng khác với
tốc độ 2 cánh đối diện còn lại. Để quaddrotor quay quanh trục Zb
theo chiều ngược kim đồng
hồ, ta giảm tốc độ cặp cánh
có chiều quay ngược kim
đồng hồ (chiều muốn quay)
và tăng tốc độ cặp cánh quạt
quay thuận chiều kim. Để
quadrotor quay theo chiều
thuận ta làm ngược lại cách trên
Hình 1.25. Trạng thái xoay qua trái/phải.
6
Trong đó:
: là gia tốc theo phương Zb
H : là vận tốc góc của cánh quạt
, ( )
: là lượng tăng hoặc giảm của
A
B
A
B
H
Qua đó, chúng ta có thể thấy rằng việc điều khiển bay của
quadcopter là việc điều khiển tốc độ quay của các động cơ.
1.3. KẾT LUẬN
- Trong chương 1, qua quá trình tìm hiểu các mô hình
Quadcopter với việc phân tích ưu nhược điểm và khả năng ứng dụng
chúng. Luận văn đã xác định mục tiêu nghiên cứu bộ điều khiển để
mô hình hoạt động và treo lơ lửng trên không.
CHƢƠNG 2
ĐỘNG LỰC HỌC CỦA ROBOT QUADCOPTER
2.1. M H NH ĐỘNG LỰC HỌC.
Quadrotor là một hệ thống 6 bậc tự do, trong đó dùng 12 biến
trạng thái để mô tả, 6 biến trạng thái đầu tiên mô tả độ cao. Các biến
(
, , ) là tương ứng các góc roll, pitch, yaw là góc Euler giữa hệ
qui chiếu vật thể và hệ qui chiếu mặt đất) và p, q, r là vận tốc góc
roll, pitch, yaw của hệ qui chiếu vật thể.
Hệ quy chiếu vật thể b (Ob,xb,yb, zb) là hệ quy chiếu được gắn
với thân.Với oB gốc của hệ trục tọa độ gắn với thân Quadcopter được
đặt ở vị trí trọng tâm.
Các biến x, y, z tương ứng với hệ trục tọa độ mặt đất, các biến
7
u, v, w là vận tốc dài
trong hệ qui chiếu
vật thể.
Hệ quy chiếu
mặt đất e (oe, xe, ye,
ze) . Với oe gốc của
hệ trục tọa độ .
Hình 2.1. Hệ qui chiếu quán tính và vật
2.1.1. Ma trận quay R.
- Quay quanh trục x một góc (roll)
2
ta được ma trận quay R( ,x)
1
0
0
(2.1)
R(,x) 0 cos sin
0
sin cos
- Quay quanh trục Y một góc (pitch) ta được
1
ma trận quay R( ,y)
cos 0 sin
(2.2)
R( ,y)
0
1
0
sin 0 cos
- Quay quanh trục z một góc (yaw) ta được
E
ma trận quay R( ,z)
cos sin
0
0
1
(2.3)
R( ,z) sin cos
0
0
8
Phương trình trạng thái mô tả sự thay đổi vị trí vận tốc trong hệ tọa
u
v
độ vật thể [8], [9], [13].
(2.7)
w
2.1.2. Chuyển đổi vận tốc góc.
Phương trình chuyển đổi vận tốc góc giữa hệ tọa độ mặt đất
và hệ tọa độ vật thể [8], [9], [13].
p
(2.8)
q E
r
2.1.3. Vận tốc dài.
Phương trình mô tả vận tốc dài trong hệ trục tọa độ mặt đất
theo định luật II Newton. [9],[8].
F mV
(2.11)
ν
Vận tốc dài: u, ,w được đo trong hệ tọa độ vật thể là vectơ
vận tốc có thể xoay và thay đổi trong cùng thời điểm [13], [8].
F mV V
(2.12)
(2.17)
Tổng lực của các otor U1 [7], [13], [8].
U b 2 2 2 2
4
1
1
2
3
i
Trong đó: b: là hằng số lực ;
: là tốc độ của m i Rotor
.
(2.18)
u rv qw ssin
v pwru g n
b 2 2 2 2
4
1
2
3
w qu pv scos cos
m
9
2.1.4. Vận tốc góc.
Phương trình chuyển động [7], [9], [13].
Iz Iy
Ix
lb
p 42 ) qr
Ix
lb
Ix Iz
Iy
q 32 ) qr
(2.26)
Iy
d
r 42 12 32 )
Iz
Trong đó: I : là moment quán tính.
: thay đổi theo độ cao.
Tương ứng với:
Nếu tổng trọng lượng của quadcopter là m và có trọng lực
đặt tại tâm của vật. Giả sử Quadcopter ở trạng thái bền vững; có bán
kính dcg và chiều cao hcg.. Nếu h là chiều cao của m i động cơ so với
gốc tọa độ. Nếu mr là trọng lượng của m i rotor với bán kính cánh
quạt là r và chiều dài cánh là c, nếu trọng lượng của m i động cơ là
mm, bán kính rm và chiều cao hm, thì moment quán tính I R3x3
của Quadcopter [7], [9], [13].
hc2g 3dc2g
1
1
Ix m
2mml2 2 mm (3rm2 4hm2 ) 2mrl2 2( mr (2r)2 )
12
12 12
(2.27)
hc2g 3dc2g
1
1
2mml2 2 mm (3rm2 4hm2 ) 2mrl2 2( mrc2 )
(2.28)
Iy m
12
12
12
10
m.dc2g
2
mmrm2
2
mr ((2r)2 c2 )
4mml2 4
4
4mrl2
(2.29)
Iz
12
2.2. ĐỘNG LỰC HỌC LỚP ĐỆM CHẤT KHÍ.
2.2.1 Thuyết động lƣợng.
Giả thuyết robot đang ở trong môi trường không khí tĩnh.
Cánh quạt được hình dung như là một đĩa khi quay, lúc quay
nó cung cấp một năng lượng lên không khí và nhận lại lực phản hồi.
Phương trình của lực đẩy[13].
TMT 2AAv1vI
(2.40)
[kg / m3 ]
Trong đó :
: là mật độ không khí.
A
A[m2]
: là diện tích của đĩa cánh quạt.
v1 [m/s] vận tốc tác dụng trực tiếp phía trên đĩa.
VI Vận tốc dòng khí ngay tại đĩa
2.2.2 Lý thuyết phần tử về cánh quạt.
Lực nâng TBET [N] là kết quả cuối cùng được tìm thấy bằng
cách lấy tích phân dTBET trên toàn cánh quạt. Hằng số NB[-] là số
cánh của cánh quạt NB=2 (cánh quạt có 2 cánh) [9].
TBET NB Rp (dTBET / dr)dr NBAacP Rp (
Io Itw
)
4
2
3
(2.51)
0
6
8
Moment xoắn của cánh quạt QBET [Nm] là kết quả cuối cùng
được tìm thấy bằng cách lấy tích phân dHBET trên toàn cánh quạt[9].
(2.53)
11
2.2.3 Về hình dáng khí động học.
2.3. LÝ THUYẾT ĐỘNG HỌC CỦA CHUYỂN ĐỘNG LÊN
THẲNG.
Tổng công suất cần để thực hiện bay lên là:
P T(Vc i )
(2.58)
i
Trong đó TVc là phần công suất của động cơ và Ti la phần công
suất luồng khí được thể hiện bởi động năng trong vận tốc chỉ thị
2.4 KẾT LUẬN CHƢƠNG 2:
Trong chương 2 đã trình bày được các nội dung:
Tìm hiểu mô hình, phương trình động lực học từ đó xây dựng
được các hệ phương trình chuyển động cho quadcopter.
Nêu được các nội dung cơ bản của động lực học lớp đệm không
khí trong đó mô tả được nôi dung của thuyết động lượng và tác động
của các yếu tố đến mô hình bay khi đang ở trong môi trường không
khí.
Trình bày được các vấn đề về thuyết động học của chuyển động
lên thẳng
CHƢƠNG 3
ĐIỀU KHIỂN TRƢỢT VÀ ĐIỀU KHIỂN THÍCH NGHI
3.1. CƠ SỞ LÝ THUYẾT ĐIỀU KHIỂN TRƢỢT (SLIDING
MODE CONTROL, SMC) [1][3][5][4][6]
3.1.1. Nguyên lý điều khiển trƣợt
12
Ta có sơ đồ điều khiển trượt tổng quát như sau:
xd ,x
: gọi là trạng thái mong muốn.
Với hệ thống trên và các giả thiết của luật điều khiển u được
thiết kế sao cho trạng thái hệ thống (x,xbám theo trạng thái mong
(x ,x
muốn
trong đó có sự tồn tại của nhiễu bên ngoài và sự thay
d
đổi của a(X) và B(X). Điều khiển trượt giải quyết rất tốt vấn đề này.
3.1.2. Nâng cao chất lƣợng bộ điều khiển trƣợt cho hệ
nhiều đầu vào nhiều đầu ra.
a. Các ước lượng của các thành phần hệ điều khiển phi
tuyến
b. Các bước xây dựng bộ điều khiển trượt
c. Một số phương pháp điều khiển trượt làm giảm hiện
tượng chattering đã công bố.
- Phương pháp lớp biên:
- Phương pháp điều chỉnh độ rộng lớp biên [5]
- Phương pháp điều khiển chuyển đổi xấp xỉ
3.1.3. Phƣơng pháp điều khiển trƣợt dùng hàm Sat-PI
13
3.2. NÂNG CAO CHẤT LƢỢNG VỚI LUẬT THÍCH NGHI
TÍN HIỆU GIÁN ĐOẠN CỦA SMC
3.2.1 Điều khiển thích nghi (Adaptive control)
3.2.2. Cấu trúc của hệ điều khiển thích nghi.
a. Hệ điều khiển thích nghi điều chỉnh hệ số khuếch đại
b. Hệ điều khiển thích nghi theo mô hình mẫu.
c. Hệ điều khiển thích nghi tự chỉnh STR
d. Hệ ĐKTN theo mô hình mẫu MRAC
3.2.3. Những tồn tại của hệ ĐKTN.
a. Hiện tượng trôi tham số.
b. Mất ổn định do hệ số lớn.
c. Nâng cao chất lượng với luật điều khiển thích nghi tín
hiệu gián đoạn
3.3. BỘ ĐIỀU KHIỂN TRƢỢT CHO QUADCOPTER.
3.3.1. Sơ đồ khối hệ thống điều khiển tốc độ động cơ điện
trong Quadcopter.
Hình 3.20. Sơ đồ khối hệ thống điều khiển động cơ điện
Trong đó :
e là tín hiệu đầu vào của bộ điều khiển
e = ωđ - ωdc
(3.46)
ωđ là vận tốc đặt ban đầu
ωdc là vận tốc trên trục động cơ
14
u là tín hiệu ra của bộ điều khiển
T là momen lực của động cơ
Hàm truyền của động cơ với tín hiệu ra vận tốc :
dc (s)
u(s)
Kdc
(3.47)
G(s)
TuTcs2 Tcs 1
Theo phương trình (3.26) ta có bộ điều khiển trượt cho động cơ là:
u=B
(3.50)
T
B
1
(3.51)
(3.52)
Trong đó:
Kdc
T
1
T
T
1
1
3.3.1. Sơ đồ khối bộ hệ thống điều khiển
Hình 3.21. Sơ đồ khối hệ thống điều khiển quadcopter
Giá trị đầu vào bao gồm:
- Các tọa độ x,y,z của các vị trí mà quadcopter muốn di
chuyển đến
15
- Giá trị các góc
(roll), θ (Pitch) và ψ (Yaw). Là các góc
nghiêng, lật và xoay của mô hình khi di chuyển đến các tọa độ đã
đặt.
Cảm biến bao gồm các cảm biến như:
+ Cảm biến gia tốc – Accelerometer.
+ Cảm biến con quay hồi chuyển – Gyroscope.
+ Cảm biến la bàn số - Magnetic sensor.
+ Cảm biến áp suất hay cảm biến siêu âm dùng để đo độ cao.
ô hình điều khiển: Quadcopter là một robot gồm có 6
bậc tự do được khởi tạo 12 biến trạng thái từ các hệ phương trình
chuyển động của hệ thống (2.18), (2.26).
3.3.1. Sơ đồ khối bộ hệ thống điều khiển xây dựng trên
matlab simulink .
Hình 3.22. Sơ đồ khối control1 trên matlab simulik
16
Khối control 1
Là bộ điều khiển cho quadcopter được xây dựng từ các luật
điều khiển theo phương pháp trượt thích nghi. Bộ điều khiển bao
gồm các khối như sau.
Hình 3.23. Sơ đồ khối Subsystem trên matlab simulik
Khối: Subsystem :
Mô hình hóa của hệ thống được xây dựng từ các phương trình
chuyển động của quadcopter. Gồm các khối chức năng như sau
17
Hình 3.30. Sơ đồ khối Subsystem trên matlab simulik
3.4. KẾT LUẬN
Chương ba trình bày các nội dung chính như sau:
Tìm hiểu về phương pháp và các bước xây dựng bộ điều
khiển trượt thích nghi áp dụng cho hệ phi tuyến. Có cấu trúc thay đổi
và đã nêu lên một số phương pháp nâng cao chất lượng hệ điều khiển
trượt để giảm chattering đã được công bố như: phương pháp lớn
biên, phương pháp điều chỉnh độ rộng lớn biên, phương pháp điều
khiển chuyển đổi xấp xỉ và đã phân tích ưu nhược điểm của từng
phương pháp. Trên cơ sở phân tích đó, nội dung chương này đã đề
nghị một thuật toán điều khiển mới dùng hàm Sat có khâu PI đã giải
quyết các nhược điểm còn tồn tại của các phương pháp nêu trên.
Đã nêu được sự ổn định của hệ điều khiển trượt khi sử dụng
hàm Sat-PI, đồng thời xác định được điều kiện của hệ số tích phân KI
nhằm giảm sai lệch tĩnh của hệ thống về 0. Bộ điều khiển trượt mới
dùng hàm Sat-PI nâng cao được chất lượng của hệ điều khiển trượt
áp dùng cho hệ thống có tính phi tuyến mạnh.
Từ các hệ phương trình chuyển động xây dựng được mô hình
điều khiển quadcopter dùng Matlab simulink.
18
CHƢƠNG 4
M PHỎNG KẾT QUẢ VÀ NHẬN XÉT
4.1. THÔNG SỐ MÔ HÌNH
ô hình được trình bày trong luận văn có các thông số như sau:
Vị trí ban đầu tại điểm O(0,0,0), vận tốc dài và vận tốc góc
cho bằng không.
Các góc của mô hình có giá trị: roll = 0, pitch = 0 và yaw=0
4.2. KẾT QUẢ MÔ PHỎNG
4.2.1 Trƣờng hợp điều khiển Quadcopter đến 1 vị trí và ở
chế độ treo
Mô tả hoạt động:
Quadcopter đang đứng yên sau đó di chuyển đến một vị trí có tọa
độ A(x,y,z) và hoạt động treo ở vị trí đó.
Tải về để xem bản đầy đủ
26 trang
19340
Free
Bạn đang xem 20 trang mẫu của tài liệu "Tóm tắt Luận văn Ứng dụng điều khiển trượt thích nghi điều khiển chuyển động của Quadcopter", để tải tài liệu gốc về máy hãy click vào nút Download ở trên
File đính kèm:
- tom_tat_luan_van_ung_dung_dieu_khien_truot_thich_nghi_dieu_k.pdf
